Весовая сводка, первая итерация.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 12 ноя 2015, 10:13

Я не занимался весовыми сводками КА, поэтому комментарии приветствуются.

Масса топлива для характеристической скорости в 800 м/с - перехода с пролетной траектории Земля-Луна на орбиту ИСЛ. Для упрощения первой прикидки брал массу остального КА постоянной для обоих вариантов - 90 кг.
Для ТК500М и гидразина, удельный импульс - 220 с или 2158,2 м/с получается М топлива = 40,385 кг, или 0,31 от М начальной, или 0,45 от М конечной.
Для ДМТ-500 и АТ+НДМГ, удельный импульс 3041 м/с получается М топлива = 27,083 кг, или 0,232 от М начальной, или 0,301 от М конечной.

Кроме того, тяга одного двигателя ТК500М только 5 Н, а потребление тока - 14 Вт. Нам их потребуется не менее десятка, что дает потребную электрическую мощность для ДУ в 140 Ватт. И, видимо, увеличит гравитационные потери из-за растянутости импульса по сравнению с ДМТ-500, который дает тягу в 500 Н.
Полагаю, для РБ по совокупности факторов обоснован выбор ДМТ-500 с АТ+НДМГ вместо гидразинового варианта.

Запас топлива для ДУ ОиК, для запаса ХС в 200 м/с. Удельный импульс для ТК500М в импульсном режиме - 170 с, 1668 м/с. М топлива = 0,113 от М начальной, или 0,1274 от М конечной.
Для 90 кг М начальной + 27,1 кг АТ+НДМГ это 13,24 кг,
для 90 кг М начальной это 10,17 кг,
для 75 кг М начальной (сам КА без РБ) это 8,475 кг.

Для гидразиновой ДУ ОиК с 2 двигателями ТК500М и 8 K50-10.1, соответственно 0,44*2=0,88 кг и 0,46*8=3,68 кг, всего 4,56 кг на двигателя.

Для РБ с ДМ-500 масса двигателя - 3,6 кг.
Последний раз редактировалось Ejj 12 ноя 2015, 18:00, всего редактировалось 2 раз.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 12 ноя 2015, 11:54

Для М начальной 150 кг.

Гидразиновый вариант РБ:
топливо - 46,5 кг
ДУ (10хТК500М) - 4,4 кг
конструкция (10% от М пн) - 5,09 кг
Итого - 55,99 кг, или 0,3733 от М начальной, или 0,5956 от М выводимой.
Масса КА на орбите ИСЛ - 94,01 кг, или 0,6267 от М начальной.

Вариант РБ на АТ+НДМГ:
топливо - 34,8 кг
ДУ (1хДМТ-500) - 3,6 кг
конструкция (10% от М пн) - 3,84 кг
Итого - 42,24 кг, или 0,282 от М начальной, или 0,392 от М выводимой.
Масса КА на орбите ИСЛ - 107,76 кг, или 0,7184 от М начальной.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 12 ноя 2015, 13:34

Масса двигателей ДУ ОиК при 2 единицах ДК500М и 12 единицах K50-10.1 - 6,4 кг.

Запас топлива для ДУ ОиК.
Удельный импульс для K50-10.1 и ТК500М в постоянном режиме - 220 с, 2158,2 м/с. М топлива = 0,089 от М начальной, или 0,0971 от М конечной.
Для 150 кг М начальной это 13,35 кг.
Для 107,76 кг М начальной (при РБ на АТ+НДМГ) это 9,591 кг, при 10% резерва - 10,56 кг.
Для 94,01 кг М начальной (при РБ на гидразине) это 8,366 кг, при 10% резерва - 9,21 кг.
Для 75 кг М начальной это 6,675 кг, при 10% резерва - 7,35 кг.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 12 ноя 2015, 14:30

Для РБ можно посчитать еще вариант с ДУ из 4-ех ДОК-50, у которых удельный импульс чуть побольше, но за счет большей потребляемой мощности - 200 Вт, по 50 Вт на двигатель. Но до варианта на АТ+НДМГ он все равно не дотягивает, и я больше гидразиновым вариантом РБ заниматься не хочу.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 12 ноя 2015, 16:23

РБ на АТ+НДМГ.
Соотношение топлива у ДМТ-500 - 1,85.
М горючего (НДМГ) = М реактивной массы/2,85 = 34,8/2,85 = 12,211 кг.
V горючего = 0,015457 куб.м = 15,457 куб.дм
М окислителя = М реактивной массы - М топлива = 1,85*М топлива = 22,589 ~ 22,58947 кг
V окислителя = 0,015655 куб.м = 15,655 куб.дм
Топливные баки длительных периодов эксплуатации, к примеру отсюда: http://www.niimashspace.ru/index.php/pr ... 1-09-10-35 с их периодом эксплуатации в 15 лет и утечкой ≤2,33·10־² л·мкм рт. ст./с, для РБ слишком тяжелы. Однако двухкомпонентный бак АТ+НДМГ суммарной емкостью в 40 куб.дм отсюда можно считать в качестве геометрического аналога. Его длина 535 мм, а диаметр 475 мм.
Для РБ требуется топливный бак с характеристиками блока "Л" или РБ "Фрегат-СБ", у которого в сбрасываемом блоке баков на 3100 кг топлива приходится 360 кг массы конструкции, что равно М конструкции = 0,1162 М топлива.
С учетом малого объема бака нужно считать М конструкции = ~0,13 М топлива.

Кроме того, для вытеснительной системы подачи топлива требуется бак подачи вытеснительного газа. Его масса примерно равна четверти массы бака топлива.

Таким образом, общая масса конструкции системы хранения топлива примерно равна 0,17 массы топлива.
Для 34,8 кг топлива это дает 5,916 кг массы баков.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 13 ноя 2015, 18:40

Калькулятор РБ в Экселе, ссылка для скачивания: Весовая сводка РБ.xls
Изображение
Желтые ячейки - вводимые значения, зеленые - вычисляемые калькулятором, красные - проверочные.
Столбец "Ввод 1" - вычисление выводимой массы для заданной начальной, столбец "Ввод 2" - вычисление начальной массы для заданной выводимой.
Строки со знаком "?" в столбце "Примечание" - параметр задан без обоснования и расчета.
Последний раз редактировалось Ejj 13 ноя 2015, 20:24, всего редактировалось 1 раз.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 13 ноя 2015, 19:18

При 150 кг начальной массы можно использовать двухкомпонентный топливный бак и баллон газа наддува от НИИМАШа, при этом масса выводимая на орбиту ИСЛ составит около 80 кг. Но все равно для задач РБ эти баки сильно перетяжелены.
При меньших массах баки и арматуру для них придется делать самим или на заказ.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 29 ноя 2015, 16:42

При 150 кг начальной и использовании специально для этой миссии изготовленных топливных баков масса на орбите ИСЛ в районе 45 кг при старте с геостационарной орбиты Земли:
Изображение
То есть можно считать, что при старте с геостационарной орбиты либо масса самого КА должна будет быть в два раза меньше, в районе 40 кг, или стартовая масса должна будет быть в два раза больше - в районе 300 кг.

gionov
Сообщений: 272
Зарегистрирован: 23 окт 2015, 21:15
Откуда: г. Снежинск, Челябинская обасть
Контактная информация:

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение gionov » 29 ноя 2015, 17:11

А с ионными двигателями? Пусть масса солнечных панелей с энергосистемой 10 кг. И 4 ионных двигателя по 2 кг каждый. И ксеноновый бак с системой распределения 10 кг.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 29 ноя 2015, 18:10

Те ксеноновые баки, которые я видел, весят по 10 кг без системы распределения: http://www.niimashspace.ru/index.php/pr ... 1-09-10-35
Представленная таблица, вверху есть ссылка на файлообменник с файлом в формате "Экселя" - калькулятор.
Получается вернуться к массам КА с химическим двигателем, выводимого на орбиту ИСЛ с пролетной траектории, если с оценками масс СБ и системы подачи нет путаницы, и моя прикидочная оценка потери ХС из-за малой тяги двигателя верна.
Изображение
З.Ы. То есть мы подтвердили вывод специалистов РКК "Энергия", что использование СПД с СБ вместо хим.движков при межпланетных полетах позволяет сократить стартовую массу вдвое. :)

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 29 ноя 2015, 19:24

И сравнение при старте с низкой земной орбиты:
Изображение

gionov
Сообщений: 272
Зарегистрирован: 23 окт 2015, 21:15
Откуда: г. Снежинск, Челябинская обасть
Контактная информация:

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение gionov » 29 ноя 2015, 19:39

Да, это хорошо, так как на околоземную орбиту гораздо легче поехать с кем-нибудь, чем на геостационарную.
То есть если вывести на околоземную 200 кг, то на Луну можно запульнуть около 100 кг?
А если взять побольше наклонение, то можно минимизировать время нахождения в радиационных поясах.
К тому же будет время поотлаживать все системы и передачу данных пока аппарат постепенно удаляется от Земли. А то у меня есть такое нехорошее предчувствие, что если сразу сбросить его на геостационарной орбите или, тем более, возле Луны, то с первого раза может связь не установиться или ещё что-то пойдёт не так. Лучше сначала вблизи Земли потестировать системы, а потом потихоньку отправиться в дальний путь.

gionov
Сообщений: 272
Зарегистрирован: 23 окт 2015, 21:15
Откуда: г. Снежинск, Челябинская обасть
Контактная информация:

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение gionov » 29 ноя 2015, 19:51

Вообще, как я писал в амбициозной программе, сначала стоило бы запустить тестовый мини-спутник на околоземную орбиту и поотлаживать всё на Земле, вместо Луны, а следующий уже отправлять к Луне.
Думаю, что в конечном итоге это даже дешевле по стоимости обойдётся.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 29 ноя 2015, 20:18

gionov писал(а):Вообще, как я писал в амбициозной программе, сначала стоило бы запустить тестовый мини-спутник на околоземную орбиту и поотлаживать всё на Земле, вместо Луны, а следующий уже отправлять к Луне.
Думаю, что в конечном итоге это даже дешевле по стоимости обойдётся.

Согласен.
Посчитал в первом приближении массы для разных типов ДУ с разной ПН для разных мест старта:
Изображение
Чем тяжелее спутник и дальше от Луны он стартует - тем больше для него смысла в СПД. При старте с перелетной траектории СПД проигрывает ЖРД, при старте с геостационарной или геопереходной орбиты преимущество СПД под вопросом, при старте с низкой земной орбиты - СПД безусловно превосходит ЖРД.

gionov
Сообщений: 272
Зарегистрирован: 23 окт 2015, 21:15
Откуда: г. Снежинск, Челябинская обасть
Контактная информация:

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение gionov » 29 ноя 2015, 21:33

Ещё ведь есть мысль о будущем: если мы готовим мини-платформу для межпланетных перелётов, то хотелось бы иметь на борту ионный двигатель.

Аватар пользователя
Ejj
Сообщений: 290
Зарегистрирован: 21 окт 2015, 21:01

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение Ejj » 29 ноя 2015, 22:11

Пока что обсуждаем СПД,
Из данной таблицы преимущество электроракетных двигателей для малых и сверхмалых КА для полетов в пределах Малой системы - не явно, как я считаю.
З.Ы. Сейчас посмотрим, что получится с системой навигации и связи, может быть имеет смысл поставить планку для перицентра целевой орбиты на 5 километрах высоты?

gionov
Сообщений: 272
Зарегистрирован: 23 окт 2015, 21:15
Откуда: г. Снежинск, Челябинская обасть
Контактная информация:

Re: Весовая сводка, первая итерация.

Сообщение gionov » 30 ноя 2015, 10:57

Можно сначала поснимать на 20 км, потом, убедившись в хорошей контролируемости полёта спуститься до 10 км, а потом и до 5.


Вернуться в «Предварительные Массово-инерционные характеристики»

Кто сейчас на форуме

Количество пользователей, которые сейчас просматривают этот форум: нет зарегистрированных пользователей и 1 гость